基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制

摘要：

针对快速调姿挠性航天器的姿态控制问题,提出一种基于输入成型的自适应姿态控制方法,解决俯仰、偏航、滚转三通道的控制耦合问题,抑制航天器挠性振动、提高姿态控制精度.首先,建立了考虑弹性振动、执行器故障及惯量不确定性的挠性航天器姿态动力学模型.基于欧拉轴角提出一种姿态机动参考轨迹设计方法,避免了俯仰、偏航、滚转三通道的耦合问题.通过多模输入成型方法对姿态机动参考轨迹进行修正,以抑制航天器弹性振动.采用自适应容错控制方法对修正后的参考轨迹进行跟踪,以实现挠性航天器快速姿态机动任务.数值仿真结果表明,与传统PD姿态控制方法相比,所提出的基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制方法可将残余弹性振动幅值和姿态控制偏差降低两个数量级,验证了该方法的有效性.

关键词：挠性航天器、姿态路径规划、输入成型、自适应姿态控制

所属期刊栏目：27

分类号：V412.4(基础理论及试验)

资助基金：国家自然科学基金61304236

在线出版日期：2020-03-22（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共7页

页码：811-817